摘要: 本文分析了偏操纵面机翼的定常亚声速升力分布函数的形式,讨论了线性积分方程核奇性和升力分布函数奇性的处理方法,最后给出了积分方程的数值解.本文方法可用于计算单独的和偏有部分或全翼展前后缘操纵面的机翼的升力分布,数值结果与实验数据符合得很好,与其他理论值有相同的精确度.与格网法相比,本法所需的计算机存贮量小,节省时间,可在小型计算机上完成数值计算.